RU2435101C2 - Burner, turbine engine and furnace with such burner - Google Patents

Burner, turbine engine and furnace with such burner Download PDF

Info

Publication number
RU2435101C2
RU2435101C2 RU2008152801/06A RU2008152801A RU2435101C2 RU 2435101 C2 RU2435101 C2 RU 2435101C2 RU 2008152801/06 A RU2008152801/06 A RU 2008152801/06A RU 2008152801 A RU2008152801 A RU 2008152801A RU 2435101 C2 RU2435101 C2 RU 2435101C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
swirler
air
fuel
air passage
swirl
Prior art date
Application number
RU2008152801/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2008152801A (en
Inventor
Найджел УИЛБРЭХЭМ (GB)
Найджел УИЛБРЭХЭМ
Original Assignee
Сименс Акциенгезелльшафт
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Сименс Акциенгезелльшафт filed Critical Сименс Акциенгезелльшафт
Publication of RU2008152801A publication Critical patent/RU2008152801A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2435101C2 publication Critical patent/RU2435101C2/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN  A CARRIER GAS OR AIR 
    • F23C7/00—Combustion apparatus characterised by arrangements for air supply
    • F23C7/002—Combustion apparatus characterised by arrangements for air supply the air being submitted to a rotary or spinning motion
    • F23C7/004—Combustion apparatus characterised by arrangements for air supply the air being submitted to a rotary or spinning motion using vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
    • F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN  A CARRIER GAS OR AIR 
    • F23C2900/00—Special features of, or arrangements for combustion apparatus using fluid fuels or solid fuels suspended in air; Combustion processes therefor
    • F23C2900/07001—Air swirling vanes incorporating fuel injectors

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Pressure-Spray And Ultrasonic-Wave- Spray Burners (AREA)

Abstract

FIELD: power industry. ^ SUBSTANCE: burner, namely burner of gas turbine includes the following: at least one swirler (2); at that, swirler (2) has at least one air inlet hole, at least one air outlet hole located downstream of air inlet hole, swirl blades (12), support (13) of swirler, at least one air passage (14) of swirler, which passes between adjacent swirl blades (12) at least from one air inlet hole (16) at least to one air outlet hole (18) that is restricted with walls (20, 22) of air pass of swirler; at that, walls (20, 22) of air passage contain downstream sections of walls, which are adjacent to at least one air outlet hole, where at least downstream section is corrugated; and fuel spray system that contains the first fuel spray holes (26) located at least in one swirl blade (12) for fuel spray to air passage (14) of swirler, and the second fuel spray holes (28) that are located in swirler support (13); and at that, at least one first fuel spray hole (26) and at least one second fuel spray hole (28) are located near air inlet hole (16). Opposite walls (20, 22) of swirler air passage have corrugated profiles which complement each other. At least one first fuel spray hole (26) is located at least in upstream part of swirl blade (12), which adjoins the air inlet hole. Swirler support (13) has circular shape, and at least one first fuel spray hole (26) of swirler air passage (14) is located on certain radius of circular support (13) of swirler, and in which at least one second fuel spray hole (28) in swirler air passage (14) is located at least almost on the same radius as the first fuel spray hole (26). Swirler support (13) has circular shape, and at least one first fuel spray hole (26) of swirler air passage (14) is located on certain radius of circular support (13) of swirler, and in which at least one second fuel spray hole (28) in swirler air passage (14) is located at least almost on the same radius as the first fuel spray hole (26). ^ EFFECT: invention provides the possibility of fine adjustment of fuel and air mixing for obtaining homogeneous fuel-air mixture. ^ 7 cl, 8 dwg

Description

Данное изобретение относится к горелке, в частности горелке газовой турбины, имеющей воздушный входной канал и, по меньшей мере, один завихритель, расположенный в указанном воздушном входном канале.This invention relates to a burner, in particular a burner of a gas turbine having an air inlet channel and at least one swirler located in the specified air inlet channel.

В горелке газовой турбины сжигается топливо для создания сжатых отработавших газов, которые затем направляются в турбинную ступень, где они при одновременном расширении и охлаждении передают кинетическую энергию на турбинные лопатки, вызывая тем самым крутящий момент на роторе турбины. Затем механическую энергию турбинного ротора можно использовать для привода генератора для генерирования электрической энергии или для привода машины. Однако сгорание топлива приводит к образованию многочисленных загрязняющих окружающую среду веществ в отработавших газах, которые могут наносить вред окружающей среде. Поэтому прилагаются значительные усилия для возможного уменьшения содержания загрязняющих веществ. Одним видом загрязняющих веществ является оксид азота (NOx). Степень образования оксида азота экспоненциально зависит от температуры пламени сгорания. Поэтому предпринимались попытки уменьшения температуры пламени сгорания с целью возможного сдерживания образования оксида азота.Fuel is burned in a gas turbine burner to create compressed exhaust gases, which are then sent to the turbine stage, where they, while expanding and cooling, transmit kinetic energy to the turbine blades, thereby causing torque on the turbine rotor. The mechanical energy of the turbine rotor can then be used to drive a generator to generate electrical energy or to drive a machine. However, fuel combustion leads to the formation of numerous environmental pollutants in the exhaust gases, which can be harmful to the environment. Therefore, significant efforts are made to possibly reduce the content of pollutants. One type of pollutant is nitric oxide (NO x ). The degree of formation of nitric oxide exponentially depends on the temperature of the combustion flame. Therefore, attempts were made to reduce the temperature of the combustion flame in order to possibly inhibit the formation of nitric oxide.

Имеются две основных меры, с помощью которых достигается уменьшение температуры пламени сгорания. Первая мера состоит в использовании бедной стехиометрии, т.е. смеси топлива и воздуха с малой долей топлива. Относительно небольшая доля топлива приводит к образованию пламени сгорания с низкой температурой. Вторая мера состоит в обеспечении тщательного смешивания топлива и воздуха перед сгоранием. Чем лучше смешивание, тем более равномерно топливо распределяется в зоне сгорания. Это помогает предотвращать горячие пятна в зоне сгорания, которые могут возникать вследствие локальных максимумов в отношении смешивания топлива и воздуха.There are two main measures by which to reduce the temperature of the combustion flame. The first measure is to use poor stoichiometry, i.e. mixtures of fuel and air with a small fraction of fuel. A relatively small fraction of the fuel leads to the formation of a combustion flame with a low temperature. The second measure is to ensure thorough mixing of fuel and air before combustion. The better the mixing, the more evenly the fuel is distributed in the combustion zone. This helps to prevent hot spots in the combustion zone that may occur due to local maxima with respect to the mixing of fuel and air.

Поэтому в современных газовых турбинах используют концепцию предварительного смешивания воздуха и топлива с бедной стехиометрией перед сжиганием смеси топлива и воздуха. Обычно предварительное смешивание происходит посредством впрыска топлива в воздушный поток в зоне завихрения камеры сгорания по потоку перед зоной сгорания. Завихрение приводит к смешиванию топлива и воздуха перед входом смеси в зону сгорания.Therefore, modern gas turbines use the concept of pre-mixing air and fuel with poor stoichiometry before burning a mixture of fuel and air. Typically, pre-mixing occurs by injecting fuel into the air stream in the swirl zone of the combustion chamber upstream of the combustion zone. The turbulence leads to the mixing of fuel and air before the mixture enters the combustion zone.

В US 6513329 В1 приведено описание предварительного смешивания топлива и воздуха в смесительной камере камеры сгорания. Смесительная камера проходит вдоль и, по меньшей мере, частично закручивается вокруг продольной оси горелки. Два ряда каналов впрыска топлива расположены в наружной стенке по оси смесительной камеры. Выходное отверстие смесительной камеры образовано в виде щелей, проходящих параллельно продольной оси горелки. За счет такой конструкции топливовоздушная смесь, покидающая смесительную камеру, имеет дополнительно к осевой составляющей потока относительно оси горелки радиальную составляющую потока.US 6,513,329 B1 describes a preliminary mixing of fuel and air in a mixing chamber of a combustion chamber. The mixing chamber extends along and at least partially twists around the longitudinal axis of the burner. Two rows of fuel injection channels are located in the outer wall along the axis of the mixing chamber. The outlet of the mixing chamber is formed in the form of slots extending parallel to the longitudinal axis of the burner. Due to this design, the air-fuel mixture leaving the mixing chamber has, in addition to the axial component of the flow relative to the axis of the burner, a radial component of the flow.

В US 2001/0052229 А1 приведено описание горелки с равномерным предварительным смешиванием топлива и воздуха для сгорания с низким уровнем выбросов. Горелка содержит воздушный входной канал и завихритель, расположенный в воздушном входном канале. Завихритель содержит завихрительные лопасти с первичными и вторичными газовыми проходами и соответствующими газовыми входными отверстиями. Управление потоком топлива через два газовых прохода к входным отверстиям осуществляется независимо и обеспечивает управление профилем радиального распределения топлива и воздуха от ступицы завихрителя до желоба завихрителя. Вторичные газовые входные отверстия расположены по потоку ниже первичных газовых входных отверстий.US 2001/0052229 A1 describes a burner with uniform pre-mixing of fuel and low-emission combustion air. The burner comprises an air inlet and a swirl located in the air inlet. The swirl contains swirl blades with primary and secondary gas passages and corresponding gas inlets. The control of the fuel flow through two gas passages to the inlet openings is carried out independently and provides control of the profile of the radial distribution of fuel and air from the swirl hub to the swirl chute. Secondary gas inlets are located downstream of the primary gas inlets.

С учетом указанного уровня техники задачей изобретения является создание горелки, в частности горелки газовой турбины, обеспечивающей возможность тонкой настройки смешивания топлива и воздуха для получения гомогенной топливовоздушной смеси.In view of the aforementioned prior art, it is an object of the invention to provide a burner, in particular a gas turbine burner, allowing fine tuning of the mixing of fuel and air to obtain a homogeneous air-fuel mixture.

Задача решена с помощью горелки согласно пункту 1 формулы изобретения. В зависимых пунктах формулы изобретения указаны предпочтительные модификации изобретения.The problem is solved using a burner according to paragraph 1 of the claims. The dependent claims indicate preferred modifications of the invention.

Горелка, согласно изобретению, содержит воздушный входной канал и, по меньшей мере, один завихритель, расположенный в указанном воздушном входном канале. Завихритель имеет, по меньшей мере, одно воздушное входное отверстие, по меньшей мере, одно воздушное выходное отверстие, расположенное по потоку ниже воздушного входного отверстия относительно направления потока воздуха, проходящего через воздушный входной канал, и, по меньшей мере, один воздушный проход завихрителя, проходящий, по меньшей мере, от одного воздушного входного отверстия, по меньшей мере, к одному воздушному выходному отверстию. Завихритель ограничен стенками воздушного прохода завихрителя, которые могут быть образованы стенкой воздушного входного канала и/или лопастями завихрителя. При этом стенки воздушного прохода содержат нижние по потоку секции стенок, примыкающие, по меньшей мере, к одному воздушному выходному отверстию. Дополнительно к этому, горелка, согласно изобретению, содержит систему впрыска топлива. Система впрыска топлива, которая в целом может быть предназначена для впрыска газообразного или жидкого топлива, содержит отверстия впрыска топлива, например сопла, которые расположены, по меньшей мере, в одной стенке воздушного прохода завихрителя, для впрыска топлива в воздушный проход завихрителя. По меньшей мере, нижняя по потоку секция стенки воздушного прохода выполнена волнистой.The burner according to the invention comprises an air inlet channel and at least one swirler located in said air inlet channel. The swirler has at least one air inlet, at least one air outlet located downstream of the air inlet relative to the direction of the air flow passing through the air inlet, and at least one air passage of the swirl passing from at least one air inlet to at least one air outlet. The swirl is limited by the walls of the air passage of the swirl, which can be formed by the wall of the air inlet channel and / or the blades of the swirl. In this case, the walls of the air passage contain downstream wall sections adjacent to at least one air outlet. In addition, the burner according to the invention comprises a fuel injection system. The fuel injection system, which in general can be designed to inject gaseous or liquid fuel, contains fuel injection holes, for example nozzles, which are located in at least one wall of the swirler air passage, for injecting fuel into the swirl air passage. At least the downstream section of the wall of the air passage is made wavy.

За счет такой конструкции нижней по потоку секции стенки воздушного прохода обеспечивается управляемое расположение топлива у выхода воздушного прохода. За счет этого обеспечивается возможность тонкой настройки смешивания топлива и воздуха для улучшения выброса NOx. В частности, достигается лучшее распределение впрыскиваемого топлива в воздушном проходе завихрителя. Дополнительно к этому, можно увеличивать гомогенность топливовоздушной смеси на выходном конце завихрительного воздушного прохода.Due to this design, the downstream section of the wall of the air passage provides a controlled arrangement of fuel at the exit of the air passage. This makes it possible to fine-tune the mixing of fuel and air to improve the emission of NO x . In particular, a better distribution of the injected fuel in the air passage of the swirler is achieved. In addition to this, it is possible to increase the homogeneity of the air-fuel mixture at the outlet end of the swirling air passage.

В частном варианте выполнения горелки стенка воздушного прохода завихрительной лопасти имеет дольчатый профиль, который дополняет соседнюю стенку воздушного прохода соседней завихрительной лопасти. За счет этого топливовоздушную смесь можно направлять в заданном направлении и можно создавать заданные завихрения.In a particular embodiment of the burner, the wall of the air passage of the swirl blade has a lobed profile, which complements the adjacent wall of the air passage of the adjacent swirl blade. Due to this, the air-fuel mixture can be directed in a given direction and you can create the desired turbulence.

Особенно предпочтительно, когда, по меньшей мере, одно первое отверстие впрыска топлива расположено у входной секции завихрительной лопасти, которая примыкает к воздушному входному отверстию. Это обеспечивает длинный путь смешивания в воздушном проходе. Отверстие может быть соплом.Particularly preferably, when at least one first fuel injection hole is located at the inlet section of the swirl blade that is adjacent to the air inlet. This provides a long mixing path in the air passage. The hole may be a nozzle.

В другом предпочтительном варианте выполнения горелки, согласно изобретению, по меньшей мере, одно второе отверстие впрыска топлива расположено в опоре завихрителя. Отверстие может быть соплом. При таком расположении можно создавать завихрения с помощью входного потока воздуха в завихрителе, так что топливо смешивается с воздухом улучшенным образом.In another preferred embodiment of the burner according to the invention, at least one second fuel injection hole is located in the swirler support. The hole may be a nozzle. With this arrangement, it is possible to create turbulences by the inlet air flow in the swirler so that the fuel mixes with the air in an improved manner.

Предпочтительно, опора завихрителя имеет круговую форму, и, по меньшей мере, одно первое отверстие впрыска топлива воздушного прохода завихрителя расположено на определенном радиусе круговой опоры завихрителя. Кроме того, по меньшей мере, одно второе отверстие воздушного прохода расположено, по меньшей мере, почти на том же радиусе, что и первое отверстие впрыска топлива. За счет этого распределения отверстий можно оптимизировать образование завихрений и, следовательно, смешивание топлива и воздуха.Preferably, the swirl support is circular in shape and at least one first fuel injection hole of the swirl air passage is located at a certain radius of the swirl swirl support. In addition, at least one second opening of the air passage is located at least at almost the same radius as the first opening of the fuel injection. Due to this distribution of the openings, it is possible to optimize the formation of vortices and, consequently, the mixing of fuel and air.

В частном варианте выполнения горелки, согласно изобретению, стенка воздушного прохода каждой завихрительной лопасти сужается в направлении центрального отверстия в опоре завихрителя.In a particular embodiment of the burner according to the invention, the wall of the air passage of each swirl blade narrows in the direction of the central hole in the swirl support.

В другой модификации горелки, согласно изобретению, по меньшей мере, одно первое отверстие впрыска топлива и, по меньшей мере, одно второе отверстие впрыска топлива расположены вблизи воздушного входного отверстия. То есть отверстия впрыска топлива расположены вблизи верхнего по потоку конца воздушных проходов завихрителя, обеспечивая тем самым возможность раннего смешивания топлива и воздуха. За счет этого оптимизируется смешивание топлива и воздуха.In another modification of the burner according to the invention, at least one first fuel injection hole and at least one second fuel injection hole are located near the air inlet. That is, the fuel injection holes are located near the upstream end of the air passages of the swirl, thereby providing the possibility of early mixing of fuel and air. Due to this, the mixing of fuel and air is optimized.

Горелку, согласно изобретению, можно использовать в турбинном двигателе, в частности в газотурбинном двигателе или в печи. Горелка, согласно изобретению, помогает уменьшать долю оксида азота в отработавших газах турбинного двигателя или печи, соответственно.The burner according to the invention can be used in a turbine engine, in particular in a gas turbine engine or in a furnace. The burner according to the invention helps to reduce the proportion of nitric oxide in the exhaust gases of a turbine engine or furnace, respectively.

Другие признаки, свойства и преимущества данного изобретения следуют из приведенного ниже описания вариантов выполнения изобретения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых изображено:Other features, properties and advantages of the present invention result from the following description of embodiments of the invention with reference to the accompanying drawings, which depict:

фиг.1 - продольный разрез камеры сгорания;figure 1 is a longitudinal section of a combustion chamber;

фиг.2 - завихритель, согласно изобретению, в изометрической проекции;figure 2 - swirl, according to the invention, in isometric projection;

фиг.3 - часть завихрителя, согласно фиг.2, на виде сверху;figure 3 - part of the swirl, according to figure 2, in a top view;

фиг.4А - схема распределения топлива в воздушном потоке, проходящем через воздушный проход завихрителя, для горелки, согласно уровню техники, в сечении, перпендикулярном направлению потока;figa is a diagram of the distribution of fuel in the air flow passing through the air passage of the swirler for the burner, according to the prior art, in a section perpendicular to the direction of flow;

фиг.4В - схема распределения топлива, согласно фиг.4А, для горелки, согласно изобретению, в первой конфигурации;4B is a fuel distribution diagram according to FIG. 4A for a burner according to the invention in a first configuration;

фиг.4С - схема распределения топлива, согласно фиг.4А, для горелки, согласно изобретению, во второй конфигурации;figs is a diagram of the distribution of fuel according to figa for a burner according to the invention, in a second configuration;

фиг.4D - схема распределения топлива, согласно фиг.4А, для горелки, согласно изобретению, в третьей конфигурации;FIG. 4D is a fuel distribution diagram according to FIG. 4A for a burner according to the invention in a third configuration; FIG.

фиг.4Е - схема распределения топлива, согласно фиг.4А, для горелки, согласно изобретению, в четвертой конфигурации.4E is a diagram of a fuel distribution according to FIG. 4A for a burner according to the invention in a fourth configuration.

На фиг.1 показана в продольном разрезе камера сгорания. Камера сгорания содержит в направлении потока последовательно горелку с завихрительной частью 2 и часть 1 головки горелки, прикрепленную к завихрительной части 2, переходную часть, называемую предварительной камерой 3 камеры сгорания, и основную камеру 4 сгорания. Основная камера 4 сгорания имеет диаметр, превышающий диаметр предварительной камеры 3. Основная камера 4 сгорания соединена с предварительной камерой через куполообразную часть 10, содержащую куполообразную пластину 11. В целом, переходная часть 3 может быть выполнена в виде одной части в продолжение горелки 1 в направлении камеры 4 сгорания, в виде одной части в продолжение камеры сгорания в направлении горелки 1 или же в виде отдельной части между горелкой 1 и камерой 4 сгорания. Узел горелки и камеры сгорания имеет вращательную симметрию вокруг продольной оси S симметрии.Figure 1 shows a longitudinal section of a combustion chamber. The combustion chamber contains, in the flow direction, a burner with a swirl part 2 and a burner head part 1 attached to the swirl part 2, a transition part, called a preliminary chamber 3 of the combustion chamber, and a main combustion chamber 4. The main combustion chamber 4 has a diameter greater than the diameter of the preliminary chamber 3. The main combustion chamber 4 is connected to the preliminary chamber through a dome-shaped part 10 containing a dome-shaped plate 11. In general, the transition part 3 can be made as one part in the continuation of the burner 1 in the direction the combustion chamber 4, in the form of one part in the continuation of the combustion chamber in the direction of the burner 1 or as a separate part between the burner 1 and the combustion chamber 4. The burner and combustion chamber assembly has rotational symmetry about the longitudinal axis of symmetry S.

Предусмотрен топливный канал 5 для направления газообразного или жидкого топлива к горелке, которое подлежит смешиванию с входным потоком воздуха в завихрителе 2. Затем топливовоздушная смесь 7 направляется в первичную зону 9 сгорания, где она сгорает с образованием горячих, сжатых отработавших газов, протекающих в направлении 8, обозначенном стрелкой, к турбине газотурбинного двигателя (не изображен).A fuel channel 5 is provided for directing gaseous or liquid fuel to the burner, which is to be mixed with the inlet air stream in the swirl 2. Then the air-fuel mixture 7 is sent to the primary combustion zone 9, where it burns with the formation of hot, compressed exhaust gases flowing in direction 8 indicated by an arrow to a turbine of a gas turbine engine (not shown).

Завихритель 2, согласно изобретению, детально показан на фиг.2. Он содержит двенадцать завихрительных лопастей, расположенных на опоре 13 для завихрительных лопастей. Завихрительные лопасти 12 могут быть закреплены на головке горелки (не изображена) с помощью их сторон, противоположных опоре 13 для завихрительных лопастей.The swirler 2 according to the invention is shown in detail in FIG. 2. It contains twelve swirl blades located on the support 13 for swirl blades. Swirl blades 12 can be mounted on the burner head (not shown) using their sides opposite the swirl blade support 13.

Между смежными завихрительными лопастями 12 образованы воздушные проходы 14. Воздушные проходы 14 проходят между воздушным входным отверстием 16 и воздушным выходным отверстием 18. Воздушные проходы 14 ограничены противоположными боковыми поверхностями 20, 22 смежных завихрительных лопастей 12, поверхностью 24 опоры 13 для завихрительных лопастей, которая обращена к головке горелки (не изображена), и поверхностью головки горелки, на которой закреплены завихрительные лопасти 12. Боковые поверхности 20, 22, поверхности опоры 13 для завихрительных лопастей и головка горелки образуют стенки воздушных проходов, ограничивающие воздушные проходы 14.Between adjacent swirl blades 12, air passages 14 are formed. The air passages 14 extend between the air inlet 16 and the air outlet 18. The air passages 14 are bounded by opposite side surfaces 20, 22 of adjacent swirl blades 12, the surface 24 of the swirl vane support 13, which faces to the burner head (not shown), and the surface of the burner head, on which the swirl blades 12 are fixed. Side surfaces 20, 22, surfaces of the support 13 for swirl blades Tei and the burner head form the walls of the air passages, air passages 14 limiting.

Боковые поверхности 20, 22 выполнены волнистыми в их нижних по потоку секциях для образования смесительных лепестков 23 на завихрительных лопастях 12. Волнистость на противоположных боковых поверхностях 20, 22 выполнена дополняющим друг друга образом для создания дополнительного завихрения в потоке топливовоздушной смеси и для управляемого расположения топлива в конце воздушного прохода.The lateral surfaces 20, 22 are made wavy in their downstream sections to form the mixing lobes 23 on the swirl blades 12. The undulations on the opposite side surfaces 20, 22 are made in a complementary manner to create additional turbulence in the flow of the air-fuel mixture and for a controlled arrangement of fuel in end of the air passage.

Отверстия 26 впрыска топлива расположены в боковых поверхностях 20. Кроме того, отверстия 28 впрыска топлива расположены в опоре 13 завихрителя. Во время работы горелки воздух проходит в воздушные проходы 14 через воздушные входные отверстия 16. Внутри воздушных проходов 14 топливо впрыскивается в воздушный поток с использованием отверстий 26, 28 впрыска топлива. Затем топливовоздушная смесь покидает воздушные проходы 14 через воздушные выходные отверстия 18 и протекает через центральное отверстие 30 опоры 13 для завихрительных лопастей в предварительную камеру 3 (см. фиг.1). Из предварительной камеры 3 она протекает в зону 9 сгорания основной камеры 4 сгорания, где она сгорает. Как показано на фиг.2, в боковых поверхностях 20 завихрительных лопастей расположены два отверстия впрыска топлива для образования нижних и верхних первых отверстий впрыска топлива.The fuel injection holes 26 are located on the side surfaces 20. In addition, the fuel injection holes 28 are located in the swirler support 13. During burner operation, air passes into the air passages 14 through the air inlet openings 16. Inside the air passages 14, fuel is injected into the air stream using the fuel injection holes 26, 28. Then the air-fuel mixture leaves the air passages 14 through the air outlet 18 and flows through the Central hole 30 of the support 13 for swirl blades in the preliminary chamber 3 (see figure 1). From the preliminary chamber 3, it flows into the combustion zone 9 of the main combustion chamber 4, where it burns. As shown in FIG. 2, two fuel injection holes are located in the side surfaces 20 of the swirl blades to form lower and upper first fuel injection holes.

На фиг.3 показаны на виде сверху две завихрительные лопасти 12. Входной поток воздуха показан стрелками 32. Топливо впрыскивается в воздушный проход 14 через первые отверстия 26 впрыска топлива и вторые отверстия 28 впрыска топлива, где оно затем протекает вместе с входным воздушным потоком 32. За счет завихрений происходит смешивание топлива и воздуха в воздушном проходе 14.Figure 3 shows two vortex blades 12 from a top view. The air inlet stream is shown by arrows 32. Fuel is injected into the air passage 14 through the first fuel injection holes 26 and the second fuel injection holes 28, where it then flows with the air inlet 32. Due to the turbulence is the mixing of fuel and air in the air passage 14.

Подходящую конфигурацию боковых поверхностей 20, 22 вместе с подходящим расположением отверстий впрыска топлива можно использовать для создания дополнительного завихрения в проходящем потоке топливовоздушной смеси и для управления характером смешивания топлива на выходе воздушного прохода 14 и, следовательно, уменьшением выброса NOx. Кроме того, можно улучшать динамические характеристики и управление шумами, в частности, для топлива, впрыскиваемого с помощью отверстий 28. На характеристики смешивания топлива оказывают влияние лепестковый профиль и положение отверстий впрыска топлива. Управление расположением топлива за счет использования этих параметров поясняется ниже.A suitable configuration of the side surfaces 20, 22, together with a suitable arrangement of the fuel injection holes, can be used to create additional turbulence in the passing air-fuel mixture flow and to control the nature of the fuel mixing at the exit of the air passage 14 and, consequently, the reduction of NO x emission. In addition, dynamic performance and noise control can be improved, in particular for fuel injected through the openings 28. The petal profile and the position of the fuel injection holes affect the mixing characteristics of the fuel. The control of fuel location through the use of these parameters is explained below.

На фиг.4А схематично показано распределение топлива в потоке воздуха через воздушный проход завихрителя для горелки, согласно уровню техники, в которой нижние по потоку секции завихрительных лопастей не выполнены волнистыми, в сечении, перпендикулярном направлению течения. Доля 40 топлива верхнего первого отверстия 26 впрыска топлива не смешивается с долей 42а топлива нижнего первого отверстия 26 впрыска топлива, в то время как доля 44а топлива второго отверстия впрыска топлива имеет большое распределение в воздухе, проходящем через воздушный проход.4A schematically shows the distribution of fuel in an air stream through an air passage of a swirler for a burner, according to the prior art, in which the downstream sections of the swirl blades are not made wavy, in a section perpendicular to the direction of flow. The fuel fraction 40 of the upper first fuel injection hole 26 does not mix with the fuel fraction 42a of the lower first fuel injection hole 26, while the fuel fraction 44a of the second fuel injection hole has a large distribution in the air passing through the air passage.

На фиг.4В схематично показано распределение топлива в потоке воздуха через воздушный проход 14 завихрителя 2 для горелки, согласно изобретению, в первой конфигурации, которая соответствует показанной на фиг.2 конфигурации. Распределение показано в сечении, перпендикулярном направлению потока. Доля 40b топлива верхнего первого отверстия 26 впрыска топлива смешивается с долей 42b топлива нижнего первого отверстия 26 впрыска топлива. Доля 44b топлива второго отверстия 28 впрыска топлива распределена меньше в воздухе, проходящем через воздушный проход 14, чем на фиг.4А.FIG. 4B schematically shows the distribution of fuel in the air stream through the air passage 14 of the burner swirl 2 according to the invention, in a first configuration that corresponds to the configuration shown in FIG. 2. The distribution is shown in cross section perpendicular to the direction of flow. The fuel fraction 40b of the upper first fuel injection hole 26 is mixed with the fuel fraction 42b of the lower first fuel injection hole 26. The fuel fraction 44b of the second fuel injection hole 28 is less distributed in the air passing through the air passage 14 than in FIG. 4A.

На фиг.4С схематично показано распределение топлива в потоке воздуха через воздушный проход 14 завихрителя 2 для горелки, согласно изобретению, во второй конфигурации. Распределение показано в сечении, перпендикулярном направлению потока. В противоположность показанной на фиг.4В конфигурации, отверстия впрыска топлива расположены на левой боковой поверхности вместо правой боковой поверхности. Аналогично фиг.4В, доля 40с топлива верхнего первого отверстия 26 впрыска топлива смешивается с долей 42с топлива нижнего первого отверстия 26 впрыска топлива, но на левой стороне воздушного прохода, а не на правой стороне. Смешанные доли топлива не смещаются так далеко в направлении дна воздушного прохода, как на фиг.4В, поскольку лепесток препятствует такому смещению. Доля 44с топлива второго отверстия 28 впрыска топлива соответствует доле топлива, показанной на фиг.4В.On figs schematically shows the distribution of fuel in the air stream through the air passage 14 of the swirler 2 for the burner, according to the invention, in the second configuration. The distribution is shown in cross section perpendicular to the direction of flow. In contrast to the configuration shown in FIG. 4B, fuel injection holes are located on the left side surface instead of the right side surface. Similarly to FIG. 4B, the fuel fraction 40c of the upper first fuel injection hole 26 is mixed with the fuel fraction 42c of the lower first fuel injection hole 26, but on the left side of the air passage and not on the right side. The mixed fractions of fuel do not shift so far in the direction of the bottom of the air passage as in FIG. 4B, since the lobe prevents such a shift. The fuel fraction 44c of the second fuel injection hole 28 corresponds to the fuel fraction shown in FIG. 4B.

На фиг.4D схематично показано распределение топлива в потоке воздуха через воздушный проход 14 завихрителя 2 для горелки, согласно изобретению, в третьей конфигурации. Распределение показано в сечении, перпендикулярном направлению потока. Лепесток повернут вправо, а не влево. Отверстия впрыска топлива расположены на той же боковой поверхности, что и на фиг.4В. Аналогично фиг.4В, доля 40d топлива верхнего первого отверстия 26 впрыска топлива смешивается с долей 42d топлива нижнего первого отверстия 26 впрыска топлива. Однако смешанные доли 40d, 42d топлива не смещаются так далеко в направлении дна воздушного прохода, как на фиг.4В, поскольку лепесток препятствует такому смещению. Кроме того, доля 44d топлива второго отверстия 28 впрыска топлива смещается дальше вверх на левой стороне воздушного прохода, чем на фиг.4В, поскольку лепесток не препятствует такому смещению, как он это делает на фиг.4В. Доля 44d топлива второго отверстия впрыска топлива не смешивается с долями 40d, 42d топлива первых отверстий 26 впрыска топлива.FIG. 4D schematically shows the distribution of fuel in the air stream through the air passage 14 of the burner swirler 2 according to the invention in a third configuration. The distribution is shown in cross section perpendicular to the direction of flow. The petal is rotated to the right, not left. The fuel injection holes are located on the same side surface as in FIG. 4B. 4B, the fuel fraction 40d of the upper first fuel injection hole 26 is mixed with the fuel fraction 42d of the lower first fuel injection hole 26. However, the mixed fuel lobes 40d, 42d do not move as far in the direction of the bottom of the air passage as in FIG. 4B, since the lobe prevents such a shift. In addition, the fuel fraction 44d of the second fuel injection hole 28 shifts further upward on the left side of the air passage than in FIG. 4B, since the lobe does not prevent such a displacement as it does in FIG. 4B. The fuel share 44d of the second fuel injection hole is not mixed with the fuel shares 40d, 42d of the first fuel injection hole 26.

На фиг.4Е схематично показано распределение топлива в потоке воздуха через воздушный проход 14 завихрителя 2 для горелки, согласно изобретению, в четвертой конфигурации. Распределение показано в сечении, перпендикулярном направлению потока. Аналогично фиг.4D, лепесток повернут вправо, а не влево. Первые отверстия 26 впрыска топлива расположены в левой боковой стенке, как и на фиг.4С. Доля 40е топлива верхнего первого отверстия 26 впрыска топлива смешивается с долей 42е топлива нижнего первого отверстия 26 впрыска топлива. Дополнительно к этому, смесь смещается дальше в направлении дна воздушного прохода, чем на фиг.4С, поскольку лепесток не препятствует такому смещению. Кроме того, доля 44е топлива второго отверстия 28 впрыска топлива смещается дальше вверх на левой стороне воздушного прохода, чем на фиг.4В, поскольку лепесток не препятствует такому смещению, как он это делает на фиг.4В и 4С. Как следствие, все доли 40е, 42е, 44е топлива соединяются вместе.FIG. 4E schematically shows the distribution of fuel in the air stream through the air passage 14 of the burner swirl 2 according to the invention, in a fourth configuration. The distribution is shown in cross section perpendicular to the direction of flow. Similarly to FIG. 4D, the petal is rotated to the right, and not to the left. The first fuel injection holes 26 are located in the left side wall, as in FIG. 4C. The fuel portion 40e of the upper first fuel injection hole 26 is mixed with the fuel fraction 42e of the lower first fuel injection hole 26. In addition, the mixture shifts further toward the bottom of the air passage than in FIG. 4C, since the lobe does not prevent such a shift. In addition, the fuel fraction 44e of the second fuel injection hole 28 shifts further upward on the left side of the air passage than in FIG. 4B, since the lobe does not prevent such a displacement as it does in FIGS. 4B and 4C. As a result, all fuel fractions 40e, 42e, 44e are connected together.

Из указанного выше можно видеть, что с помощью изменения лепестка и положения отверстий впрыска топлива можно сильно влиять на расположение топлива на выходе воздушного прохода 14. Это повышает возможности выбора места подачи топлива в горелку.From the above it can be seen that by changing the petal and the position of the fuel injection holes, it is possible to greatly influence the location of the fuel at the exit of the air passage 14. This increases the possibility of choosing the location of fuel supply to the burner.

Хотя завихритель, согласно данному варианту выполнения изобретения, имеет двенадцать завихрительных лопастей и двенадцать воздушных проходов завихрителя, изобретение может быть реализовано с помощью завихрителя, имеющего другое число завихрительных лопастей и воздушных проходов завихрителя. Дополнительно к этому, можно изменять не только положения первых и вторых отверстий впрыска топлива, но также число первых и вторых отверстий впрыска топлива.Although the swirl, according to this embodiment of the invention, has twelve swirl blades and twelve swirl air passages, the invention can be implemented using a swirl sweeper having a different number of swirl swirls and swirl air passages. In addition to this, it is possible to change not only the positions of the first and second fuel injection holes, but also the number of the first and second fuel injection holes.

Первые отверстия впрыска топлива в показанном варианте выполнения расположены на одной боковой поверхности завихрительной лопасти. Однако можно располагать первые отверстия впрыска топлива также на обеих боковых поверхностях завихрительной лопасти.The first fuel injection holes in the shown embodiment are located on one side surface of the swirl blade. However, it is possible to arrange the first fuel injection holes also on both side surfaces of the swirl blade.

Хотя в показанном варианте выполнения волнистая стенка воздушного прохода имеет лишь один лепесток, возможно также большее число лепестков в волнистой стенке воздушного прохода.Although in the shown embodiment, the wavy wall of the air passage has only one lobe, it is also possible a larger number of lobes in the wavy wall of the air passage.

Claims (7)

1. Горелка, в частности горелка газовой турбины, содержащая:
- по меньшей мере, один завихритель (2), при этом завихритель (2) имеет, по меньшей мере, одно воздушное входное отверстие, по меньшей мере, одно воздушное выходное отверстие, расположенное по потоку ниже воздушного входного отверстия, завихрительные лопасти (12), опору (13) завихрителя и, по меньшей мере, один воздушный проход (14) завихрителя, проходящий между смежными завихрительными лопастями (12), по меньшей мере, от одного воздушного входного отверстия (16), по меньшей мере, к одному воздушному выходному отверстию (18), которое ограничено стенками (20, 22) воздушного прохода завихрителя, при этом стенки (20, 22) воздушного прохода содержат нижние по потоку секции стенок, примыкающие, по меньшей мере, к одному воздушному выходному отверстию, где, по меньшей мере, нижняя по потоку секция выполнена волнистой; и
- систему впрыска топлива, которая содержит первые отверстия (26) впрыска топлива, расположенные, по меньшей мере, в одной завихрительной лопасти (12) для впрыска топлива в воздушный проход (14) завихрителя, и вторые отверстия (28) впрыска топлива, которые расположены в опоре (13) завихрителя; и
при этом, по меньшей мере, одно первое отверстие (26) впрыска топлива и, по меньшей мере, одно второе отверстие (28) впрыска топлива расположены вблизи воздушного входного отверстия (16).1. A burner, in particular a gas turbine burner, comprising:
- at least one swirl (2), while the swirl (2) has at least one air inlet, at least one air outlet located downstream of the air inlet, swirl blades (12) , a swirler support (13) and at least one swirler air passage (14) extending between adjacent swirl blades (12) from at least one air inlet (16) to at least one air outlet hole (18), which is limited by the walls (20 , 22) an air passage of the swirler, wherein the walls (20, 22) of the air passage comprise downstream wall sections adjacent to at least one air outlet, where at least the downstream section is wavy; and
- a fuel injection system that comprises first fuel injection holes (26) located in at least one swirl blade (12) for injecting fuel into the swirl air passage (14), and second fuel injection holes (28), which are located in the support (13) of the swirler; and
wherein at least one first fuel injection hole (26) and at least one second fuel injection hole (28) are located near the air inlet (16). 2. Горелка по п.1, в которой противоположные стенки (20, 22) воздушного прохода завихрителя имеют волнистые профили, которые дополняют друг друга.2. The burner according to claim 1, in which the opposite walls (20, 22) of the air passage of the swirler have wavy profiles that complement each other. 3. Горелка по любому из пп.1 или 2, в которой, по меньшей мере, одно первое отверстие (26) впрыска топлива расположено, по меньшей мере, в верхней по потоку части завихрительной лопасти (12), которая примыкает к воздушному входному отверстию.3. A burner according to any one of claims 1 or 2, in which at least one first fuel injection hole (26) is located at least in the upstream portion of the swirl blade (12) that is adjacent to the air inlet . 4. Горелка по любому из пп.1 или 2, в которой опора (13) завихрителя имеет круговую форму, и, по меньшей мере, одно первое отверстие (26) впрыска топлива воздушного прохода (14) завихрителя расположено на определенном радиусе круговой опоры (13) завихрителя, и в которой, по меньшей мере, одно второе отверстие (28) впрыска топлива в воздушном проходе (14) завихрителя расположено, по меньшей мере, почти на том же радиусе, что и первое отверстие (26) впрыска топлива.4. The burner according to any one of claims 1 or 2, in which the support (13) of the swirler is circular in shape and at least one first hole (26) of the fuel injection of the air passage (14) of the swirler is located on a certain radius of the circular support ( 13) a swirler, and in which at least one second fuel injection hole (28) in the swirl air passage (14) is located at least almost at the same radius as the first fuel injection hole (26). 5. Горелка по п.3, в которой опора (13) завихрителя имеет круговую форму, и, по меньшей мере, одно первое отверстие (26) впрыска топлива воздушного прохода (14) завихрителя расположено на определенном радиусе круговой опоры (13) завихрителя, и в которой, по меньшей мере, одно второе отверстие (28) впрыска топлива в воздушном проходе (14) завихрителя расположено, по меньшей мере, почти на том же радиусе, что и первое отверстие (26) впрыска топлива.5. The burner according to claim 3, in which the support (13) of the swirler is circular in shape, and at least one first fuel injection hole (26) of the air passage (14) of the swirl is located at a certain radius of the circular support (13) of the swirl, and in which at least one second fuel injection hole (28) in the air passage (14) of the swirler is located at least almost at the same radius as the first fuel injection hole (26). 6. Турбинный двигатель, содержащий горелку по любому из пп.1-5.6. A turbine engine containing a burner according to any one of claims 1 to 5. 7. Печь, содержащая горелку по любому из пп.1-5. 7. A furnace containing a burner according to any one of claims 1 to 5.
RU2008152801/06A 2006-06-12 2007-02-27 Burner, turbine engine and furnace with such burner RU2435101C2 (en)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP06012058.1 2006-06-12
EP06012058A EP1867925A1 (en) 2006-06-12 2006-06-12 Burner

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2008152801A RU2008152801A (en) 2010-07-20
RU2435101C2 true RU2435101C2 (en) 2011-11-27

Family

ID=37478767

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2008152801/06A RU2435101C2 (en) 2006-06-12 2007-02-27 Burner, turbine engine and furnace with such burner

Country Status (5)

Country Link
US (1) US8316644B2 (en)
EP (2) EP1867925A1 (en)
CN (1) CN101466980B (en)
RU (1) RU2435101C2 (en)
WO (1) WO2007144209A1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2715129C1 (en) * 2016-09-28 2020-02-25 Сименс Акциенгезелльшафт Swirler, combustion chamber unit and gas turbine with improved fuel/air mixing
RU2716951C1 (en) * 2016-04-22 2020-03-17 Сименс Акциенгезелльшафт Swirler for mixing fuel with air in combustion engine

Families Citing this family (47)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP4626251B2 (en) * 2004-10-06 2011-02-02 株式会社日立製作所 Combustor and combustion method of combustor
US20090249789A1 (en) * 2008-04-08 2009-10-08 Baifang Zuo Burner tube premixer and method for mixing air and gas in a gas turbine engine
EP2154432A1 (en) * 2008-08-05 2010-02-17 Siemens Aktiengesellschaft Swirler for mixing fuel and air
EP2169312A1 (en) 2008-09-25 2010-03-31 Siemens Aktiengesellschaft Stepped swirler for dynamic control
US8220270B2 (en) * 2008-10-31 2012-07-17 General Electric Company Method and apparatus for affecting a recirculation zone in a cross flow
US8517719B2 (en) * 2009-02-27 2013-08-27 Alstom Technology Ltd Swirl block register design for wall fired burners
EP2239501B1 (en) * 2009-04-06 2012-01-04 Siemens Aktiengesellschaft Swirler, combustion chamber, and gas turbine with improved swirl
EP2246617B1 (en) 2009-04-29 2017-04-19 Siemens Aktiengesellschaft A burner for a gas turbine engine
US9021811B2 (en) 2009-05-05 2015-05-05 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine swirler including a vortex generator device and fuel injection openings arranged between adjacent vanes
DE102009045950A1 (en) * 2009-10-23 2011-04-28 Man Diesel & Turbo Se swirl generator
EP2325542B1 (en) * 2009-11-18 2013-03-20 Siemens Aktiengesellschaft Swirler vane, swirler and burner assembly
US9435537B2 (en) * 2010-11-30 2016-09-06 General Electric Company System and method for premixer wake and vortex filling for enhanced flame-holding resistance
RU2550370C2 (en) * 2011-05-11 2015-05-10 Альстом Текнолоджи Лтд Centrifugal nozzle with projecting parts
US20120312890A1 (en) * 2011-06-10 2012-12-13 General Electric Company Fuel Nozzle with Swirling Vanes
US20130255261A1 (en) * 2012-03-30 2013-10-03 General Electric Company Swirler for combustion chambers
EP3060851B1 (en) 2013-10-24 2019-11-27 United Technologies Corporation Circumferentially and axially staged can combustor for gas turbine engine
WO2015108583A2 (en) 2013-10-24 2015-07-23 United Technologies Corporation Circumferentially and axially staged annular combustor for gas turbine engine combustor
KR102083928B1 (en) * 2014-01-24 2020-03-03 한화에어로스페이스 주식회사 Combutor
EP2905535A1 (en) * 2014-02-06 2015-08-12 Siemens Aktiengesellschaft Combustor
EP3026344B1 (en) * 2014-11-26 2019-05-22 Ansaldo Energia Switzerland AG Burner of a gas turbine
EP3076081A1 (en) * 2015-04-01 2016-10-05 Siemens Aktiengesellschaft Swirler, burner and combustor for a gas turbine engine
USD787041S1 (en) * 2015-09-17 2017-05-16 Whirlpool Corporation Gas burner
EP3184898A1 (en) * 2015-12-23 2017-06-28 Siemens Aktiengesellschaft Combustor for a gas turbine
US10234142B2 (en) * 2016-04-15 2019-03-19 Solar Turbines Incorporated Fuel delivery methods in combustion engine using wide range of gaseous fuels
US10502425B2 (en) 2016-06-03 2019-12-10 General Electric Company Contoured shroud swirling pre-mix fuel injector assembly
US10197279B2 (en) 2016-06-22 2019-02-05 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine
US11022313B2 (en) 2016-06-22 2021-06-01 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine
US10337738B2 (en) 2016-06-22 2019-07-02 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine
US11020758B2 (en) * 2016-07-21 2021-06-01 University Of Louisiana At Lafayette Device and method for fuel injection using swirl burst injector
US10393382B2 (en) 2016-11-04 2019-08-27 General Electric Company Multi-point injection mini mixing fuel nozzle assembly
US10352569B2 (en) 2016-11-04 2019-07-16 General Electric Company Multi-point centerbody injector mini mixing fuel nozzle assembly
US10724740B2 (en) 2016-11-04 2020-07-28 General Electric Company Fuel nozzle assembly with impingement purge
US10465909B2 (en) 2016-11-04 2019-11-05 General Electric Company Mini mixing fuel nozzle assembly with mixing sleeve
US10295190B2 (en) 2016-11-04 2019-05-21 General Electric Company Centerbody injector mini mixer fuel nozzle assembly
US10634353B2 (en) 2017-01-12 2020-04-28 General Electric Company Fuel nozzle assembly with micro channel cooling
US10969107B2 (en) * 2017-09-15 2021-04-06 General Electric Company Turbine engine assembly including a rotating detonation combustor
US10808934B2 (en) 2018-01-09 2020-10-20 General Electric Company Jet swirl air blast fuel injector for gas turbine engine
US10890329B2 (en) 2018-03-01 2021-01-12 General Electric Company Fuel injector assembly for gas turbine engine
US11181269B2 (en) 2018-11-15 2021-11-23 General Electric Company Involute trapped vortex combustor assembly
US10935245B2 (en) 2018-11-20 2021-03-02 General Electric Company Annular concentric fuel nozzle assembly with annular depression and radial inlet ports
US11286884B2 (en) 2018-12-12 2022-03-29 General Electric Company Combustion section and fuel injector assembly for a heat engine
US11073114B2 (en) 2018-12-12 2021-07-27 General Electric Company Fuel injector assembly for a heat engine
US11156360B2 (en) 2019-02-18 2021-10-26 General Electric Company Fuel nozzle assembly
CN111006244B (en) * 2019-12-03 2021-02-19 哈尔滨工程大学 Flue gas backflow combustion chamber with variable rotational flow
US11280495B2 (en) * 2020-03-04 2022-03-22 General Electric Company Gas turbine combustor fuel injector flow device including vanes
US11761632B2 (en) * 2021-08-05 2023-09-19 General Electric Company Combustor swirler with vanes incorporating open area
CN114674011B (en) * 2022-03-14 2023-04-25 中国航空发动机研究院 Cyclone and power system

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5251447A (en) * 1992-10-01 1993-10-12 General Electric Company Air fuel mixer for gas turbine combustor
JPH09119641A (en) * 1995-06-05 1997-05-06 Allison Engine Co Inc Low nitrogen-oxide dilution premixing module for gas-turbineengine
GB2305498B (en) * 1995-09-25 2000-03-01 Europ Gas Turbines Ltd Fuel injector arrangement for a combustion apparatus
GB2324147B (en) * 1997-04-10 2001-09-05 Europ Gas Turbines Ltd Fuel-injection arrangement for a gas turbine combuster
US6176087B1 (en) 1997-12-15 2001-01-23 United Technologies Corporation Bluff body premixing fuel injector and method for premixing fuel and air
GB2332509B (en) * 1997-12-19 2002-06-19 Europ Gas Turbines Ltd Fuel/air mixing arrangement for combustion apparatus
US6141967A (en) * 1998-01-09 2000-11-07 General Electric Company Air fuel mixer for gas turbine combustor
JP4205231B2 (en) 1998-02-10 2009-01-07 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ Burner
GB9818160D0 (en) * 1998-08-21 1998-10-14 Rolls Royce Plc A combustion chamber
GB2432655A (en) * 2005-11-26 2007-05-30 Siemens Ag Combustion apparatus

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2716951C1 (en) * 2016-04-22 2020-03-17 Сименс Акциенгезелльшафт Swirler for mixing fuel with air in combustion engine
US10876731B2 (en) 2016-04-22 2020-12-29 Siemens Aktiengesellschaft Swirler for mixing fuel with air in a combustion engine
RU2715129C1 (en) * 2016-09-28 2020-02-25 Сименс Акциенгезелльшафт Swirler, combustion chamber unit and gas turbine with improved fuel/air mixing
US11421882B2 (en) 2016-09-28 2022-08-23 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Swirler, combustor assembly, and gas turbine with improved fuel/air mixing

Also Published As

Publication number Publication date
US20090272117A1 (en) 2009-11-05
CN101466980B (en) 2011-08-10
EP2027415A1 (en) 2009-02-25
CN101466980A (en) 2009-06-24
WO2007144209A1 (en) 2007-12-21
RU2008152801A (en) 2010-07-20
EP2027415B1 (en) 2015-10-28
US8316644B2 (en) 2012-11-27
EP1867925A1 (en) 2007-12-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2435101C2 (en) Burner, turbine engine and furnace with such burner
RU2429413C2 (en) Gas turbine burner and fuel and air mixing method in swirl area of gas turbine burner
RU2548521C2 (en) Swirler, combustion chamber and gas turbine with improved mixing
JP4368112B2 (en) Apparatus and method for injecting liquid fuel into an air stream for a combustion chamber
US7950233B2 (en) Combustor
CA2422192A1 (en) Counter swirl annular combustor
CN1704574A (en) Premixing burner with impingement cooled centerbody and method of cooling centerbody
EP1918638A1 (en) Burner, in particular for a gas turbine
RU2690598C2 (en) Swirler, burner and combustion system for gas turbine engine
RU2467253C2 (en) Swirler
JPH11248159A (en) Premix type combustion chamber for gas turbine
JPH06213450A (en) Fuel injection nozzle
JPH02293512A (en) Burner
US8596074B2 (en) Gas turbine combustor
EP2340398B1 (en) Alternately swirling mains in lean premixed gas turbine combustors
RU2200250C2 (en) Nozzle with double-flow tangential inlet
JP2004162959A (en) Annular type spiral diffusion flame combustor
JP2008082590A (en) Gas turbine combustor
KR20230024027A (en) Nozzle Structure for Improved Mixing ratio of Combustor
JPH06193879A (en) Burner
JP2007225232A (en) Air-fuel mixture forming injector

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20180228